(57)【要約】 【課題】  レインエロージョンおよび空力加熱に対する耐性を有するとともに、コンタミネーションの発生を抑制することのできる断熱材ならびに前記断熱材を備えたフェアリング、回収カプセル、および宇宙往還機を提供する。【解決手段】  断熱材１は、ガラスクロス３と、シリコーンフォーム２とを含む。ガラスクロス３は、想定される空力加熱に対して耐熱性を有し、かつ通気性を有する表層である。シリコーンフォーム２は、ガラスクロス３への空力加熱によって熱分解する熱分解層であり、空力加熱を受ける側の表面２ａ上にガラスクロス３が積層され、表面２ａとは反対側の表面２ｂが、ハニカムパネル４に対して粘着材層５を介して接合される。断熱材１では、ガラスクロス３と同等のまたはガラスクロス３よりも高い耐熱性を有する繊維により、ガラスクロス３とシリコーンフォーム２とを縫着することで互いが接合される。【選択図】      図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
空力加熱に対して耐熱性を有し、かつ通気性を有する表層と、
一表面上に前記表層が積層され、他表面が基体に接合され、かつ前記表層への空力加熱によって熱分解する熱分解層とを含むことを特徴とする断熱材。
【請求項２】
前記表層と同等のまたは前記表層よりも高い耐熱性を有する繊維によって、前記表層と前記熱分解層とが縫着されることを特徴とする請求項１に記載の断熱材。
【請求項３】
前記表層は、ガラスクロスまたはカーボンクロスから成り、
前記熱分解層は、シリコーンフォームまたはカーボンフォームから成ることを特徴とする請求項１または２に記載の断熱材。
【請求項４】
請求項１〜３のいずれか１つに記載の断熱材が接合されることを特徴とするフェアリング。
【請求項５】
請求項１〜３のいずれか１つに記載の断熱材が外壁に接合されることを特徴とする回収カプセル。
【請求項６】
請求項１〜３のいずれか１つに記載の断熱材が外壁に接合されることを特徴とする宇宙往還機。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、大気中を空力加熱に曝されながら飛翔するロケットなどのフェアリング、ならびに宇宙機システムにおける大気圏に再突入して回収される回収カプセルおよび宇宙往還機などの機体の外壁に好適に実施することができる断熱材に関する。
【背景技術】
【０００２】
大気中を高速で飛翔するロケット先端部にあるフェアリング外表面は、空気分子との衝突および空気の断熱圧縮などに起因して猛烈な空力加熱環境に曝される。このような空力加熱による熱の機体内部への侵入を防ぐために、前記フェアリングの外壁は、熱防護材として断熱材によって覆われている。
【０００３】
代表的な断熱材としては、シリコーン系断熱材またはコルク系断熱材がある。
このようなシリコーン系断熱材またはコルク系断熱材から成る熱分解層は、空力加熱を受けて高温になった表面部が、熱分解を起こし熱分解ガスを発生するとともに、その熱分解層の表面部自体が炭化する。この反応は主に吸熱過程のため、熱分解層の温度が上昇するのを防止することができる。
【０００４】
また、この過程で発生した熱分解ガスが外部に噴出し、熱分解層表面に沿って外部気流とともに流れ去る。このため外部の高温気流が直接熱分解層に接触するのが防止され、入熱量を低減することができる。
【０００５】
さらに、熱分解を起こした熱分解層の表面部は通気性のある炭化物となり、内側から発生する熱分解ガスの通り道となる。この炭化物は、さらなる空力加熱により、酸化燃焼して、燃焼ガスを発生させつつ、損耗する。このとき発生する燃焼ガスもまた、熱分解ガスとともに高温気流を遮蔽する働きを有する。このようなプロセスが順次進行することによって、熱分解層は表面から次第に損耗しつつ、高温気流を遮蔽する働きが行われる。
【０００６】
このとき、一部の炭化物は、フェアリング開頭に伴う衝撃によって、フェアリング周辺に漂う可能性があり、フェアリング開頭後の搭載機器に付着してコンタミネーションとなるおそれがあり、機器の誤動作を招くなど不具合をもたらす要因となり得る。
【０００７】
また、断熱材は外部に露出してフェアリングに設けられるため、荒天時には、雨滴による繰り返し衝突を受ける可能性がある。雨滴の繰り返し衝突は、断熱材表面にエロージョン（レインエロージョン）を引き起こすため、少なくとも断熱材の最外層は、このようなエロージョンに対して耐性を有していなければならない。従来のシリコーン系断熱材およびコルク系断熱材では、このレインエロージョンに対する対策が必要であり、断熱材の外表面に耐レインエロージョン特性を有するトップコートが施工されている。
【０００８】
しかしながら、このトップコート自体が、前述のような厳しい空力加熱環境下では、劣化してコンタミネーションとなる可能性がある。さらに、この従来のトップコートは通気性が低く、トップコートが施工された従来の断熱材は、厳しい空力加熱環境に曝された場合、加熱されることに伴って断熱材から発生する熱分解ガスを外部へ放出することができなかった。したがって、トップコート層と機体との間において熱分解ガスの圧力が上昇して、断熱材自体が機体との間で層間剥離してしまうという可能性があった。
【０００９】
さらに、ロケット等の打ち上げ時において、外部に露出する断熱材は、太陽光が照射される環境に晒される。断熱材としてコルク系断熱材を用いる場合、太陽光の吸収が多くなってしまうため、断熱材およびフェアリング内部は、その外表面の温度が上昇してしまう。ロケット等の打ち上げ時には、このようなフェアリング内部の温度上昇を可及的に防止する必要があるため、太陽光の吸収率を低下させる必要があった。そこで、コルク系断熱材を用いる場合には、断熱材の外表面を白色にしておく必要があり、このような観点からも従来の断熱材にはトップコートが必要不可欠であった。
【００１０】
上述のシリコーン系断熱材またはコルク系断熱材以外にも、他の従来技術の断熱材として、接着剤を使用しないで施工できる優れた接着性と施工性を有する軽量断熱性ゴム組成物をから成る断熱材が、例えば特許文献１において提案されている。しかし、かかる断熱材が、たとえば上述のフェアリングに対して使用され、空力加熱によってその断熱材の表面部が炭化した場合には、その表面部において発生する一部の炭化物が、フェアリング開頭に伴う衝撃によって、フェアリング周辺に漂う可能性がある。すなわち、かかる断熱材においても、一部の炭化物が、フェアリング開頭後の搭載機器に付着し、コンタミネーションとなるおそれがある。
【００１１】
さらに他の従来技術の断熱材として、耐熱無機繊維織物からなる高温側スキン材と低温側スキン材との間に、耐熱無機繊維に加えて、ＳｉＣ粉末および／またはＳｉＣウィスカを含むスラリーを脱水・成形したコア材を介装し、これらを一体化した断熱材が、例えば特許文献２に記載されている。しかし、かかる断熱材は、吸水性が高く、荒天時には衝突した雨滴が断熱材内部に浸透し、断熱性能が低下する。これを防止するためには、最外層にトップコートを施工する必要がある。この際のトップコートとしては、耐熱性が無機系断熱材と同等程度のガラス系のものが使用されるが、本トップコートは剛性が高く、耐音響振動性が低く、フェアリング分離時の衝撃により破砕し、コンタミネーションとなるおそれがある。
【００１２】
【特許文献１】特許第２９９０５３４号公報
【特許文献２】特許第３４９０６２８号公報
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【００１３】
本発明は、前述する問題に鑑みてなされたものであり、レインエロージョンおよび空力加熱に対する耐性を有するとともに、コンタミネーションの発生を抑制することのできる断熱材ならびに前記断熱材を備えたフェアリング、回収カプセル、および宇宙往還機を提供することを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【００１４】
本発明は、空力加熱に対して耐熱性を有し、かつ通気性を有する表層と、
一表面上に前記表層が積層され、他表面が基体に接合され、かつ前記表層への空力加熱によって熱分解する熱分解層とを含むことを特徴とする断熱材である。
【００１５】
本発明に従えば、熱分解層における空力加熱を受ける側の表面には、表層が積層して設けられている。この表層は、想定される空力加熱に対しては耐熱性を有し、かつ通気性を有するように形成されている。この表層および熱分解層を含んで形成される断熱材は、熱分解層側において基体に接合される。この断熱材が接合される基体が空気中を高速で飛翔することに伴って、断熱材は厳しい空力加熱を受ける。
【００１６】
断熱材が受ける空力加熱環境は、搭載されるフェアリング等の飛翔条件に基づいて予めシミュレートされており、表層は、少なくとも最も厳しい場合の空力加熱環境に対する耐熱性を有している。したがって、表層自体が劣化して、コンタミネーションとなることを回避することができる。
【００１７】
また、熱分解層は、空力加熱に伴う加熱によって、熱分解を起こし熱分解ガスを発生するとともに、その熱分解層の表面部自体が炭化する。表層は、前述のように通気性を有しているので、熱分解層において発生する熱分解ガスを、表層を通過して外部へ噴出させることができる。このように熱分解層の熱分解による吸熱効果とともに、熱分解ガスの噴出による熱遮蔽効果によって、空力加熱に対する耐性を向上することができる。
【００１８】
また、表層は、熱分解層の熱分解に伴って生じる炭化物の外部への飛散を阻止する。したがって、熱分解層で生じた炭化物が、基体に与えられる衝撃等によって外部へ飛散することが阻止されるので、前記炭化物が外部へ飛散し、コンタミネーションとなってしまうことを防止することができる。
【００１９】
さらに、熱分解層には表層が積層されているので、雨滴が熱分解層に直接衝突することを防止することができる。したがって、熱分解層が損耗することが抑制され、熱分解層の損耗に伴う熱防御性能の低下を防止することができる。
【００２０】
また本発明は、前記表層と同等のまたは前記表層よりも高い耐熱性を有する繊維によって、前記表層と前記熱分解層とが縫着されることを特徴とする。
【００２１】
本発明に従えば、表層と熱分解層とは縫着されているので、空力加熱に伴う熱分解層における熱分解ガスの発生に伴って、表層が熱分解層から剥離してしまうことを確実に防止することができる。
【００２２】
また、縫着に用いられる繊維は、表層と同等の耐熱性を有しているか、または表層が有している耐熱性よりも高い耐熱性を有しているので、想定される空力加熱に対しては耐熱性を有している。ここで、表層が有している耐熱性よりも高い耐熱性を有しているとは、表層の耐熱温度よりも高い耐熱温度を有していることを示すものとする。したがって、縫着に用いられる繊維自体が劣化して、コンタミネーションとなることを回避することができる。
【００２３】
また本発明は、前記表層は、ガラスクロスまたはカーボンクロスから成り、
前記熱分解層は、シリコーンフォームまたはカーボンフォームから成ることを特徴とする。
【００２４】
本発明に従えば、熱分解層にシリコーンフォームまたはカーボンフォームを用い、表層にガラスクロスまたはカーボンクロスを用いることで、レインエロージョンおよび空力加熱に対する耐性を有するとともに、コンタミネーションの発生を抑制することができ、かつ軽量な断熱材を実現することができる。
【００２５】
また本発明は、前記断熱材が接合されることを特徴とするフェアリングである。
本発明に従えば、レインエロージョンおよび空力加熱に対する耐性を有するとともに、コンタミネーションの発生を抑制することのできるフェアリングを実現することができる。
【００２６】
また本発明は、前記断熱材が外壁に接合されることを特徴とする回収カプセルである。
本発明に従えば、レインエロージョンおよび空力加熱に対する耐性を有するとともに、宇宙空間に対するコンタミネーションの発生を抑制することのできる回収カプセルを実現することができる。
【００２７】
また本発明は、前記断熱材が外壁に接合されることを特徴とする宇宙往還機である。
本発明に従えば、レインエロージョンおよび空力加熱に対する耐性を有するとともに、宇宙空間に対するコンタミネーションの発生を抑制することのできる宇宙往還機を実現することができる。
【発明の効果】
【００２８】
本発明によれば、熱分解層において発生する熱分解ガスを、通気性を有する表層を介して外部へ放出することができるので、空力加熱に対する耐性を向上することができる。また、熱分解する際に発生する炭化物を表層によって捕捉することができるので、コンタミネーションの発生を抑制することができる。したがって、コンタミネーションの発生に起因する搭載機器等の誤動作の発生を防止するとともに、宇宙空間に対するコンタミネーションの発生を抑制することができる。また、雨滴および氷滴によるレインエロージョンを防止することができるので、断熱材の損耗が防止され、断熱材を搭載するフェアリング等の環境に対する高い信頼性を達成することができる。
【００２９】
また本発明によれば、厳しい空力加熱環境においても、表層が熱分解層から剥離してしまうことを確実に防止することができる。したがって、信頼性の高い断熱材を実現することができる。
【００３０】
また本発明によれば、熱分解層にシリコーンフォームまたはカーボンフォームを用いているので、可及的に軽量化された断熱材を実現することができる。
【００３１】
また本発明によれば、好適に実施することのできるフェアリングを実現することができる。
【００３２】
また本発明によれば、好適に実施することのできる回収カプセルを実現することができる。
【００３３】
また本発明によれば、好適に実施することのできる宇宙往還機を実現することができる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００３４】
図１は、本発明の実施の一形態の断熱材１の構成を示す一部の断面図であり、図２におけるセクションＡの拡大断面図である。図２は、本発明の実施の一形態のロケットフェアリングの側面図であり、切り欠いた箇所においては断面図を示している。
【００３５】
高速飛翔体であるロケットの先頭部分に設けられるフェアリング１０は、進行方向上流側に配置されて高い空力加熱率に曝され、略半球状に形成されるノーズキャップ部１１と、ノーズキャップ部１１に連なり略円錐台状に形成されるコーン部１２と、コーン部１２に連なり進行方向下流側に配置され、略円筒状に形成されるシリンダ部１３とに分類される。コーン部１２、シリンダ部１３、およびフェアリング１０の進行方向最下流側端部には、フェアリング１０の内部に搭載される機器を宇宙空間に放てきするために、フェアリング１０を開頭させるための分離機構１４，１５，１６がそれぞれ設けられている。
【００３６】
コーン部１２は、たとえば基体であるハニカムパネル４と、ハニカムパネル４の内側の表面４ｂを被覆する金属コート層６とを含み、ハニカムパネル４の外側の表面４ａには、ロケットの高速飛翔に伴う空力加熱によって、フェアリング１０の内部に熱が侵入することを防止するために、断熱材１が接着剤層５を介して接合されている。
【００３７】
本実施の形態の断熱材１は、ガラスクロス３と、シリコーンフォーム２とを含む。ガラスクロス３は、想定される空力加熱に対して耐熱性を有し、かつ通気性を有する表層である。シリコーンフォーム２は、ガラスクロス３への空力加熱によって熱分解する熱分解層であり、想定される空力加熱に対し、ハニカムパネル４の温度が耐熱温度以下となるように、厚さが設定されている。また、シリコーンフォーム２は、空力加熱を受ける側の表面２ａ上にはガラスクロス３が積層され、表面２ａとは反対側の表面２ｂが、フェアリング１０のハニカムパネル４に対して、たとえばシリコーン接着剤などから成る接着材層５を介して接合される。このような断熱材１は、シリコーンをガラスクロス上で発泡させることによって形成されてもよい。熱分解層として、シリコーンを発泡させたシリコーンフォーム２を用いることで、断熱材１自体を軽量化することができる。
【００３８】
また、断熱材１では、図示しないが、ガラスクロス３と同等の耐熱性を有するか、またはガラスクロス３が有する耐熱性よりも高い耐熱性を有する繊維を用いて、ガラスクロス３とシリコーンフォーム２とを縫着することによって接合している。このような繊維としては、ガラス繊維糸が用いられても良い。縫着の一例として、前述する繊維を格子状に２０ｍｍピッチでミシン縫いすることによって、実現することができる。
【００３９】
このような断熱材１が接合されるフェアリング１０は、ロケットの高速飛翔に伴う空力加熱によって、たとえばコーン部１２では、その外表面が６００℃程度にまで上昇する。図３は、ロケットの高速飛翔に伴う空力加熱を受けている状態の断熱材１を示す断面図である。本実施の形態に用いられるガラスクロス３は、８００〜９００℃においても耐熱性を有しているので、６００℃程度にまで上昇する空力加熱環境下においては安定して存在する。したがって、外表面が６００℃程度にまで上昇するような空力加熱を受けるフェアリング１０のコーン部１２に対して、ガラスクロス３を表層として用いることができる。
【００４０】
また、軽量化のために好適に用いられるシリコーンフォーム２は、許容温度が３００〜４００℃である。すなわち、外表面が６００℃程度にまで上昇するような空力加熱環境下では、外表面の温度は許容温度を超えている。ここでシリコーンフォーム２における許容温度とは、シリコーンフォーム２に熱分解が引き起こされない温度、すなわちシリコーンフォーム２が劣化しない温度である。したがって、シリコーンフォーム２をそのままコーン部１２に断熱材として用いた場合、シリコーンフォーム２は、前記の空力加熱によって許容温度を超える温度まで加熱されるため、熱分解を起こして熱分解ガスを発生するとともに、熱分解したシリコーンフォーム２が炭化することによって劣化し、コンタミネーションの原因となる。
【００４１】
本実施の形態の断熱材１は、前述するようにシリコーンフォーム２にガラスクロス３を積層して形成しているので、想定される空力加熱により断熱材１の外表面が６００℃付近まで加熱されたとしても、シリコーンフォーム２のハニカムパネル４側の温度はハニカムパネル４の耐熱温度以下となるように、シリコーンフォーム２の厚さが設定されている。したがって、ハニカムパネル４を想定される空力加熱から確実に熱防護することができる。また、ガラスクロス３が前記の想定される空力加熱により上昇される表面温度に対して耐熱性を有しているので、ガラスクロス３自体が炭化または灰化しても形態を保つことができるので、コンタミネーションとなることもない。
【００４２】
また、断熱材１が前記の想定される空力加熱を受けた場合、許容温度を超えて加熱されたシリコーンフォーム２は、その空力加熱を受ける側の表面部において、熱分解を起こし熱分解ガスを発生する。このとき、ガラスクロス３が通気性を有して形成されているので、シリコーンフォーム２から発生した熱分解ガスは、ガラスクロス３を透過することができる。したがって、熱分解ガスの噴出による熱遮蔽効果を確実に実現することができる。同時に、ガラスクロス３とハニカムパネル４との間の圧力が上昇することが防止され、断熱材１がハニカムパネル４から剥離してしまうことを防止することができる。
【００４３】
また、熱分解層の表面部は、熱分解ガスの発生に伴って炭化して炭化層７となり、一部の炭化物が炭化層７から剥離して細かな粒子８として存在する。しかし、シリコーンフォーム２にはガラスクロス３が積層して設けられているので、このような炭化物粒子８が外部へ飛散することを可及的に阻止することができる。ここで、ガラスクロス３自体を、炭化物粒子８の粒径よりも細かな網目となるように形成しておいてもよい。このようなガラスクロス３を設けることにより、シリコーンフォーム２が劣化した場合でも、発生する炭化物粒子８をガラスクロス３に付着させて捕捉することができるので、コンタミネーションの発生を可及的に抑制することができる。炭化物粒子８の捕捉は、物理的な吸着によって行われ、捕捉された炭化物粒子８は、ガラスクロス３の表面の繊維に絡み付いている状態となる。
【００４４】
また本実施の形態のフェアリング１０は、内部に機器を搭載しており、この搭載機器を宇宙空間に放てきするためにフェアリング１０が開頭される。フェアリング１０の開頭は、分離機構１４〜１６を作動させることによって行われるが、この分離機構１４〜１６の作動には衝撃が伴う。シリコーンフォーム２に前記炭化層７が形成された後に、フェアリング１０の開頭が行われると、分離衝撃に伴って炭化層７から大量の炭化物粒子８が剥離してしまう。しかし、前述のように、ガラスクロス３が設けられているので、炭化物粒子８はガラスクロス３に付着することによって捕捉される。このため、搭載機器等の誤動作の原因となり得るコンタミネーションの発生を防止することができる。
【００４５】
また、本実施の形態の断熱材１は、ガラスクロス３上にシリコーンを発泡させて形成されているので、ガラスクロス３とシリコーンフォーム２との間は予め接着されているが、空力加熱に伴ってシリコーンフォーム２の表面部に炭化層７が形成されることにより、ガラスクロス３とシリコーンフォーム２との間の界面接着力が低下することとなり、ガラスクロス３がシリコーンフォーム２から剥離する可能性がある。しかし、前述のようにガラス繊維糸によって補強されているので、ガラスクロス３が剥離してしまうことを確実に防止することができる。
【００４６】
また、シリコーンフォーム２にガラスクロス３を積層しているので、雨滴が直接シリコーンフォーム２に衝突することを防止することができる。また、ガラスクロス３はシリコーンフォーム２に比べて硬い材質で形成されているため、レインエロージョンによりシリコーンフォーム２が損耗してしまうことを防止することができる。したがって、断熱材１を搭載するフェアリング１０の環境に対する高い信頼性を達成することができる。
【００４７】
ガラスクロス３は、輻射率εが０．８〜０．９であり、太陽光吸収率αｓが０．２〜０．３である。このように太陽光吸収率αｓを低くして形成されているので、ロケット等の打ち上げ時において、外部に露出する断熱材１が、太陽光を照射される環境に晒されたとしても、断熱材１の温度上昇を防止することができる。したがって、断熱材１の外表面を白色にするためのトップコートは不必要である。
【００４８】
また、ガラスクロス３付きのシリコーンフォーム２は、成形性が良好であり、可撓性にも優れている。さらに、シリコーン接着剤を用いて基体４に対して容易に接着することが可能である。
【００４９】
さらに、ガラスクロス３付きのシリコーンフォーム２の耐環境性について説明すると、ガラスクロス３のみ吸水または吸湿するため、断熱材１としては吸水性および吸湿性が極めて小さくなっている。耐レインエロージョン性および耐候性（塩水噴霧により試験）に対しては、ガラスクロス３を備えるため良好な性質を有する。また、耐音響振動性に対しては、断熱材１の剛性は低く柔軟であるため、良好な性質を有する。
【００５０】
出願人は、本実施の形態の断熱材１であるガラスクロス３付きのシリコーンフォーム２について、アーク加熱試験により試験を行っている。この試験では、断熱材１におけるガラスクロス３側の表面に対し加熱が行われ、その表面の温度を約５４０℃まで加熱している。このときの断熱材１の裏面温度は１０７℃であった。このような加熱に対し、ガラスクロス３は、表面がやや灰色に変色したものの、熱による劣化は問題ないものであった。
【００５１】
アーク加熱試験による加熱負荷が与えられた断熱材１に対しては、耐分離衝撃性の試験が行われている。すなわち前述のようなフェアリングの開頭に伴う分離衝撃に対するコンタミネーションの発生量を調べる試験が行われている。具体的には、加熱負荷後の断熱材１を６０ｃｍの高さから落下させることにより行っている。この試験に対して、加熱負荷後の断熱材１からは、コンタミネーションの発生が殆ど確認されなかった。
【００５２】
以上のように、本実施の形態の断熱材１であるガラスクロス３付きのシリコーンフォーム２は、レインエロージョンおよび空力加熱に対する耐性を有するとともに、コンタミネーションの発生を抑制することのできる断熱材として好適に実施することができる。
【００５３】
本発明の実施の他の形態では、回収カプセルおよび宇宙往還機の外壁に対して、前述する断熱材１を接合してもよい。回収カプセルおよび宇宙往還機は、大気圏内の航行時に厳しい空力加熱を受ける。したがって、断熱材１を設けることで、空力加熱に対する耐性を有するとともに、宇宙空間等へのコンタミネーションの発生を抑制することができる。また、レインエロージョンに対する耐性も備えることができる。
【００５４】
また、本発明の実施の他の形態では、ガラスクロスに代えてカーボンクロスを用いてもよく、シリコーンフォームに代えてカーボンフォームを用いてもよい。また、これらを自由に組み合わせて用いてもよい。組み合わせを変えた場合であっても、レインエロージョンおよび空力加熱に対する耐性を有するとともに、コンタミネーションの発生を抑制することのできる断熱材として好適に実施することができる。また、自由に組み合わせることが可能であるので、様々な設計条件に応じて材料を適宜選択することができる。
【００５５】
また、本発明の実施の他の形態では、断熱材１と基体４との間の接合を、接着剤に代えて、ボルトまたはステイプラで行っても良い。このようにすることで、断熱材１と基体４との剥離を確実に防止することができる。同時に、ガラス繊維糸によって縫着することなく、ガラスクロス３とシリコーンフォーム２との間における剥離を確実に防止することができる。
【図面の簡単な説明】
【００５６】
【図１】本発明の実施の一形態の断熱材１の構成を示す一部の断面図であり、図２におけるセクションＡの拡大断面図である。
【図２】本発明の実施の一形態のロケットフェアリングの側面図であり、切り欠いた箇所においては断面図を示している。
【図３】ロケットの高速飛翔に伴う空力加熱を受けている状態の断熱材１を示す断面図である。
【符号の説明】
【００５７】
１  断熱材
２  シリコーンフォーム
３  ガラスクロス
４  ハニカムパネル
５  接着剤層
１０  フェアリング
【図１】
2010105455.tif 000003
【図２】
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【図３】
2010105455.tif 000005